Способ формирования и устройство формирования спутниковой группировки

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к способу формирования спутниковой группировки. Способ формирования спутниковой группировки путем вывода космического аппарата (КА), на который загружено множество спутников, на круговую орбиту и для формирования спутниковой группировки, которая образована множеством спутников на круговой орбите, имеет несколько этапов. Этап (А) для вывода одного из спутников на круговую орбиту с космического аппарата на круговой орбите. Этап (В) перевода КА на переходную орбиту в той же орбитальной плоскости. Этап (С) обращения КА по переходной орбите. Этап (D) перевода КА на круговую орбиту этапа (А). Этапы (A)-(D) повторяются по порядку. Достигается снижение стартовой массы КА. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники

[0001]

Настоящее изобретение относится к способу формирования и устройству формированию для спутниковой группировки, которая образована множеством спутников на одной круговой орбите.

Уровень техники

[0002]

«Спутниковая группировка» подразумевает вывести множество искусственных спутников на спроектированную системой орбиту и побудить спутники выполнять совместную работу.

Например, многие искусственные спутники выводятся на низкую орбиту или среднюю орбиту таким образом, что их диапазоны связи взаимно не перекрываются, и управляются с охватом всей поверхности Земли, и поэтому становится возможным использовать спутники для наблюдения Земли, спутниковых телефонов, GPS и т.д.

[0003]

«Спутниковая группировка» раскрывается, например, в патентной литературе 1.

Список цитирования

Патентная литература

[0004]

PTL 1: Публикация нерассмотренной патентной заявки Японии (перевод заявки PCT) № 2002-530004

Сущность изобретения

Техническая задача

[0005]

Например, в случае когда каждые 5 искусственных спутников (далее просто называемых спутниками) расположены через почти равные интервалы на 6 круговых орбитах, которые идут циркулярно, проходя над Северным полюсом и Южным полюсом на малых высотах, можно охватить и наблюдать всю поверхность Земли с помощью 30 (= 6 × 5) спутников в сумме.

В этом случае одна круговая орбита будет располагаться почти каждые 2 часа над определенной широтой, и один спутник будет располагаться почти каждые 19 минут над определенной долготой.

[0006]

Для формирования вышеописанной спутниковой группировки, например, множество спутников загружается на одну ракету, и на заданной круговой орбите множество спутников выводится из ракеты на круговую орбиту.

Соответствующие спутники ускоряются и летят по разным переходным орбитам (эллиптическим орбитам) соответственно после вывода, а затем по истечении взаимно различных времен они замедляются и становятся спутниками, расположенными в разных местах на одной круговой орбите соответственно.

[0007]

Однако, в случае когда 5 спутников должны располагаться через равные интервалы, например, на одной круговой орбите, максимальная периодическая разность между спутниками достигает примерно 76 минут (= 19 × 4) для получения периодической разности (например, около 19 минут) соответствующих спутников. Поскольку первый спутник летит по переходным орбитам, которые далеки в апогее на эту величину, для ускорения и замедления требуется большое количество топлива.

В результате в вышеописанном существующем способе необходимо загружать топливо, используемое для полета по соответствующим переходным орбитам, на соответствующие спутники, и общее количество топлива становится чрезмерным.

[0008]

Настоящее изобретение было разработано для решения вышеописанных проблем. То есть целью настоящего изобретения является создание способа формирования и устройства формирования спутниковой группировки, способных значительно уменьшить топливо (топливо двигательной установки), загружаемое на соответствующие спутники, и способных значительно уменьшить также общее количество топлива, которое является необходимым для формирования спутниковой группировки.

Решение задачи

[0009]

В соответствии с настоящим изобретением предлагается способ формирования спутниковой группировки путем вывода космического аппарата, на который загружается множество спутников, на круговую орбиту и для формирования спутниковой группировки, которая образована множеством спутников на круговой орбите, имеющий

(A) этап вывода спутника для вывода одного из спутников на круговую орбиту с космического аппарата на круговой орбите,

(B) этап ускорения космического аппарата для ускорения и перевода космического аппарата с круговой орбиты на переходную орбиту космического аппарата в той же орбитальной плоскости,

(C) этап обращения космического аппарата по орбите для побуждения космического аппарата обращаться по переходной орбите космического аппарата множество раз и

(D) этап замедления космического аппарата для замедления космического аппарата и перевода космического аппарата с переходной орбиты аппарата на круговую орбиту в той же орбитальной плоскости, при этом

вышеупомянутые этапы (A)-(D) повторяются по порядку.

[0010]

В вышеупомянутом этапе (C) количество раз, которое космический аппарат обращается по орбите, задается таким образом, чтобы периодическая разность между предыдущим спутником и следующим спутником достигала заданного времени.

[0011]

Высота апогея переходной орбиты космического аппарата задается как 1,05-1,6 высоты круговой орбиты.

[0012]

Кроме того, в соответствии с настоящим изобретением предлагается устройство формирования спутниковой группировки, которое выполняет способ формирования спутниковой группировки, содержащее

космический аппарат, имеющий

устройство загрузки и вывода спутников, которое загружает и выводит множество спутников по порядку,

двигательную установку космического аппарата, обеспечивающую ускорение и замедление на орбите, и

устройство управления космическим аппаратом, которое управляет устройством загрузки и вывода спутников и двигательной установкой космического аппарата.

Полезные эффекты изобретения

[0013]

В соответствии с настоящим изобретением после вывода одного спутника на круговую орбиту космический аппарат ускоряется, и космический аппарат переводится на переходную орбиту космического аппарата, пока следующий спутник не будет выведен на ту же круговую орбиту, и после обращения по переходной орбите космического аппарата множество раз космический аппарат замедляется, и космический аппарат переводится на круговую орбиту.

[0014]

Поскольку соответствующие спутники летают по круговой орбите, обходясь без ускорения или замедления на круговой орбите, на которую эти спутники выводятся с космического аппарата, ускорение и замедление соответствующих спутников по существу не нужно, и можно значительно уменьшить топливо (топливо двигательной установки), подлежащее загрузке на соответствующие спутники, более, чем когда-либо.

[0015]

Можно задать периодическую разность между двумя соседними спутниками в зависимости от количества раз, которое космический аппарат обращается по орбите, и никакого топлива не требуется для этого обращения по орбите. Кроме того, поскольку космический аппарат обращается по переходной орбите космического аппарата множество раз, можно задать переходную орбиту космического аппарата в окрестности круговой орбиты и можно уменьшить топливо (топливо двигательной установки), необходимое для ускорения и замедления космического аппарата.

[0016]

Поэтому в соответствии с настоящим изобретением можно вывести следующий спутник на ту же круговую орбиту с надлежащей периодической разностью путем ускорения и замедления космического аппарата один раз. Таким образом, можно вывести 5 спутников и сформировать спутниковую группировку путем ускорения и замедления космического аппарата, например, четыре раза, и можно значительно уменьшить общее количество топлива, которое необходимо для формирования спутниковой группировки, более, чем когда-либо.

Краткое описание чертежей

[0017]

фиг.1A представляет собой общий вид космического аппарата, который образует устройство формирования спутниковой группировки по настоящему изобретению.

фиг.1B представляет собой развернутую диаграмму космического аппарата.

фиг.2 представляет собой общий вид ракеты, которая выводит космический аппарат на круговую орбиту.

фиг.3 представляет собой общую блок-схему способа формирования спутниковой группировки по настоящему изобретению.

фиг.4 представляет собой пояснительную диаграмму, начиная от запуска ракеты до этапа обращения по орбите космического аппарата по способу настоящего изобретения.

фиг.5 представляет собой пояснительную диаграмму, начиная от этапа обращения по орбите космического аппарата до этапа вывода второго спутника по способу настоящего изобретения.

фиг.6 представляет собой пояснительную диаграмму при завершении спутниковой группировки по способу настоящего изобретения.

фиг.7 представляет собой диаграмму, иллюстрирующую пример пробного расчета настоящего изобретения.

фиг.8А представляет собой диаграмму, иллюстрирующую процесс формирования спутниковой группировки с помощью существующего способа.

фиг.8B представляет собой диаграмму, иллюстрирующую спутниковую группировку, завершенную существующим способом.

Описание вариантов осуществления

[0018]

Далее будет подробно описан вариант осуществления настоящего изобретения на основе прилагаемых чертежей. В частности, одни и те же символы предписываются частям, которые являются общими среди соответствующих чертежей, и их повторное описание опущено.

[0019]

фиг.1A представляет собой общий вид космического аппарата 10, который образует устройство 100 формирования спутниковой группировки по настоящему изобретению, а фиг.1B - развернутую диаграмму космического аппарата 10.

[0020]

На фиг.1А и фиг.1B космический аппарат 10 имеет устройство 12 загрузки и вывода спутников, двигательная установка 14 космического аппарата и устройство 16 управления космическим аппаратом.

[0021]

Устройство 12 загрузки и вывода спутников загружается множеством (из 5 штук в этом примере) спутников 1 и имеет функцию вывода соответствующих спутников 1 по порядку.

[0022]

Двигательная установка 14 космического аппарата имеет, например, топливный бак 15а и газоинжекционное устройство 15b и выполнена с возможностью инжекции газа двигательной установки в переднюю и заднюю части космического аппарата 10 для обеспечения ускорения и замедления на орбите.

[0023]

Устройство 16 управления космическим аппаратом имеет, например, панель 17 солнечной батареи, устройство источника питания и устройство связи и управляет устройством 12 загрузки и вывода спутников и двигательной установкой 14 космического аппарата, сообщаясь с землей или соответствующими спутниками 1.

[0024]

Предпочтительно, чтобы спутник 1 представлял собой малогабаритный спутник, на который двигательная установка для ускорения или замедления и топливо (топливо двигательной установки) не загружаются.

[0025]

фиг.2 представляет собой общий вид ракеты 20, которая выводит космический аппарат 10 на круговую орбиту 2.

Ракета 20 имеет многоступенчатый (например, трехступенчатый) твердотопливный двигатель и имеет функцию транспортировки вышеописанного космического аппарата 10 до заданной круговой орбиты 2 и вывода космического аппарата 10 на круговую орбиту 2.

Гелиосинхронная орбита, которая идет циркулярно, например, проходя над Северным полюсом и Южным полюсом на малой высоте (на высоте от 500 до 700 км) и т. д., рассматривается как заданная круговая орбита 2 (см. фиг.4).

[0026]

фиг.3 представляет собой общую блок-схему способа формирования спутниковой группировки (далее просто называемого «способом формирования») по настоящему изобретению. На этом чертеже способ формирования по настоящему изобретению образован соответствующими этапами (процессами) S1-S7.

[0027]

фиг.4-6 представляют собой пояснительные диаграммы способа формирования по настоящему изобретению. На чертежах фиг.4 представляет собой пояснительную диаграмму, начиная от запуска ракеты 20 до этапа S5 обращения по орбите космического аппарата, фиг.5 представляет собой пояснительную диаграмму, начиная от этапа S5 обращения по орбите космического аппарата до этапа S2 (S2-2) вывода второго спутника, и фиг.6 представляет собой пояснительную диаграмму при завершении спутниковой группировки.

Далее способ формирования по настоящему изобретению будет описан с использованием фиг.3-6.

[0028]

На этапе S1 запуска космический аппарат 10 запускается из точки a на Земле E на фиг.4 ракетой 20 (S1-1), и космический аппарат 10 выводится на круговую орбиту 2 на этапе (S1-2). Затем панель 17 солнечной батареи разворачивается на этапе (S1-3).

На этапе S2 вывода спутника на круговую орбиту 2 один спутник 1 (первый спутник 1A в этом примере) выводится с космического аппарата 10 на круговую орбиту 2 (S2-1).

На этапе S3 на фиг.3 в случае, когда выведенный спутник 1 не является последним спутником 1 (пятым спутником 1E в этом примере) (Нет), космический аппарат 10 ускоряется и космический аппарат переводится с круговой орбиты 2 на переходную орбиту 3 космического аппарата в той же орбитальной плоскости на этапе S4 ускорения космического аппарата.

[0029]

Предпочтительно задать переходную орбиту 3 космического аппарата в окрестности круговой орбиты 2. Например, полезно задать высоту апогея переходной орбиты 3 космического аппарата примерно как 1,05-1,6 высоты круговой орбиты 2. Чем меньше это кратное, тем больше уменьшается количество используемого топлива. Высота перигея переходной орбиты 3 космического аппарата такая же, как у круговой орбиты 2.

Далее будет описан случай, когда высота круговой орбиты 2 составляет 500 км, а высота апогея переходной орбиты 3 космического аппарата составляет 559 км.

[0030]

На этапе S5 обращения по орбите космического аппарата космический аппарат 10 побуждают обращаться по переходной орбите 3 космического аппарата множество раз. Количество раз, которое космический аппарат 10 обращается по орбите на этапе S5, задается таким образом, чтобы периодическая разность между предыдущим спутником 1 (например, первым спутником 1А) и следующим спутником 1 (например, вторым спутником 1В) достигала заданного времени. Эта периодическая разность составляет, например, около 19 минут, и количество раз, которое космический аппарат 10 обращается по орбите для достижения этой периодической разности, составляет, например, 31 раз.

[0031]

Предпочтительно поменять положение космического аппарата 10 на этапе (S5-4) на фиг.5 в процессе выполнения обращения по орбите так, чтобы сделать возможным замедление космического аппарата 10.

В частности, поскольку в настоящем изобретении космический аппарат 10 снабжен двигательной установкой 14 космического аппарата и, следовательно, ускорение и замедление космического аппарата 10 на орбите являются возможными, это изменение положения может быть опущено.

[0032]

На этапе S6 замедления космического аппарата после заданного обращения по орбите космического аппарата 10 космический аппарат 10 замедляется, и космический аппарат перeводится с переходной орбиты 3 космического аппарата на круговую орбиту 2 в той же орбитальной плоскости (см. фиг.5).

При возвращении к этапу S2 вывода спутника после этапа S6 на круговую орбиту 2 один спутник 1 (второй спутник 1B в этом примере) выводится из космического аппарата 10 на круговую орбиту 2 (S2-2).

[0033]

Этапы S2-S6 повторяются по порядку до тех пор, пока не будет закончен этап S2 вывода спутника для последнего спутника 1 (пятый спутник 1E в этом примере).

На этапе S3 на фиг.3 в случае, когда выведенный спутник 1 является последним спутником 1 (пятым спутником 1E) (Да), формирование спутниковой группировки (фиг.6) заканчивается (завершается) на этапе S7.

фиг.6 иллюстрирует сформированную спутниковую группировку.

[0034]

Вышеописанные этапы S1-S7 предназначены для случая, когда спутник 1 представляет собой малогабаритный спутник, на который двигательная установка для ускорения или замедления и топливо двигательной установки не загружаются.

[0035]

На фиг.1 спутник 1 может быть снабжен двигательной установкой 1а спутника и устройством 1b управления спутником. В этом случае двигательная установка 1a спутника может обеспечивать ускорение и замедление один раз на орбиту.

Устройство 1b управления спутником управляет двигательной установкой 1a спутника и переводит космический аппарат с одной орбиты на другую путем ускорения или замедления.

Пример

[0036]

Пробный расчет вышеописанного настоящего изобретения был выполнен в следующих условиях.

Спутниковая группировка образована 5 спутниками 1. Каждый из спутников 1 представляет собой малогабаритный спутник, на который двигательная установка для ускорения или замедления и топливо не загружаются, и его масса составляет 100 кг. Высота круговой орбиты 2 является низкой орбитой в 500 км. Удельный импульс (ISP), который соответствует расходу топлива космического аппарата, установлен на 215 секунд.

[0037]

фиг.7 представляет собой диаграмму, иллюстрирующую пример пробного расчета настоящего изобретения.

На этом чертеже горизонтальная ось представляет собой высоту апогея [км] переходной орбиты 3 космического аппарата, вертикальная ось слева представляет собой количество раз [один раз], которое космический аппарат 10 обращается по орбите, и число дней [день], которое станет необходимым, и вертикальная ось справа представляет собой массу топлива [кг] космического аппарата 10, которая станет необходимой.

Кроме того, A на чертеже представляет собой количество раз [один раз], которое космический аппарат 10 обращается по орбите для создания целевой периодической разности (72°), B представляет собой количество дней [день], которое необходимо с этапа S2 (S2-1) вывода первого спутника до завершения спутниковой группировки, и C представляет собой массу топлива [кг] для орбитальной транспортировки космического аппарата 10, которая необходима до завершения спутниковой группировки.

[0038]

Как видно из фиг.7, чем выше высота апогея, тем больше уменьшается количество раз, которое космический аппарат 10 обращается по орбите, и необходимое количество дней, но тем больше увеличивается масса топлива космического аппарата 10.

Кроме того, из этого чертежа видно, что в случае, когда высота апогея переходной орбиты 3 космического аппарата составляет 559 км, количество раз, которое выполняется обращение по орбите, достигает примерно 31 раз, необходимое количество дней достигает примерно 8,2 дня, а масса топлива достигает примерно 46 кг.

То есть поскольку в настоящем изобретении можно задать высоту апогея переходной орбиты 3 космического аппарата в окрестности круговой орбиты, можно уменьшить массу топлива, которая необходима, чтобы космический аппарат 10 один раз выполнил обращение по орбите (ускорение и замедление), примерно до 9-13 кг.

[0039]

фиг.8А представляет собой диаграмму, иллюстрирующую процесс формирования спутниковой группировки существующим способом, и фиг.8B представляет собой диаграмму, иллюстрирующую спутниковую группировку, завершенную существующим способом.

[0040]

В существующем способе, например, множество спутников 1 загружается на одну ракету, и на заданной круговой орбите 2 множество спутников 1 выводится из ракеты на круговую орбиту.

Соответствующие спутники 1 ускоряются и летят по разным переходным орбитам 5a, 5b, 5c, 5d и 5e (эллиптическим орбитам) соответственно после вывода, и по истечении соответственно разных времен они замедляются и становятся спутниками 1 (1A, 1B, 1C и 1D), расположенными в разных местах на одной круговой орбите 2 соответственно.

Завершенная спутниковая группировка (фиг.8B) такая же, как и на фиг.6.

[0041]

В существующем способе в случае когда пять спутников 1 должны располагаться на одной круговой орбите 2 через равные интервалы, периодическая разность между первым и последним спутниками 1 достигает примерно 76 минут (= 19 × 4) для получения периодической разности (например, около 19 минут) соответствующих спутников 1. Поскольку первый спутник 1 (1A) летит по переходным орбитам 5a, 5b, 5c, 5d и 5e, которые далеки в апогее на эту величину, для ускорения и замедления требуется большое количество топлива.

[0042]

Например, в случае существующего способа для пяти спутников 1 необходимо загрузить примерно 225 кг, примерно 155 кг, примерно 98 кг, примерно 45 кг и 0 кг топлива для ускорения и замедления в порядке от первого спутника 1А к пятому спутнику 1Е при тех же условиях. То есть в случае существующего способа масса топлива для смены орбиты, которая необходима до завершения спутниковой группировки, достигает примерно 523 кг при тех же условиях в пробном расчете. Соответственно, видно, что можно значительно уменьшить необходимую массу топлива благодаря настоящему изобретению более, чем когда-либо.

[0043]

В соответствии с вышеописанным настоящим изобретением после вывода одного спутника 1 на круговую орбиту 2 космический аппарат 10 ускоряется, и космический аппарат переводится на переходную орбиту 3 космического аппарата, пока следующий спутник 1 не будет выведен на круговую орбиту 2, после обращения по переходной орбите 3 космического аппарата множество раз космический аппарат 10 замедляется, и космический аппарат переводится на круговую орбиту 2.

[0044]

Поскольку соответствующие спутники 1 летают по круговой орбите 2, обходясь без ускорения или замедления на круговой орбите 2, на которую спутники 1 выводятся с космического аппарата 10, ускорение и замедление соответствующих спутников 1 по существу не нужно, и можно значительно уменьшить топливо (топливо двигательной установки), подлежащее загрузке на соответствующие спутники 1, более, чем когда-либо.

[0045]

Можно задать периодическую разность между двумя соседними спутниками в зависимости от количества раз, которое космический аппарат 10 обращается по орбите, и топливо не требуется для этого обращения по орбите. Кроме того, поскольку космический аппарат 10 обращается по переходной орбите 3 космического аппарата множество раз, можно задать переходную орбиту 3 космического аппарата в окрестности круговой орбиты 2 и можно уменьшить топливо (топливо двигательной установки), необходимое для ускорения и замедления космического аппарата 10.

[0046]

Поэтому в соответствии с настоящим изобретением можно вывести следующий спутник 1 на ту же круговую орбиту 2 с надлежащей периодической разностью путем ускорения и замедления космического аппарата 10 один раз. Таким образом, можно вывести пять спутников 1 и сформировать спутниковую группировку путем ускорения и замедления космического аппарата 10, например, четыре раза, и можно значительно уменьшить общее количество топлива, необходимое для формирования спутниковой группировки, более, чем когда-либо.

[0047]

Настоящее изобретение дополнительно имеет следующие полезные эффекты.

(1) Ускорение и замедление соответствующих спутников 1 по существу не являются необходимыми, и можно значительно уменьшить размер и массу соответствующих спутников 1 более, чем когда-либо.

(2) Поскольку масса топлива для смены орбиты космического аппарата 10 значительно уменьшается, можно значительно уменьшить размер и массу космического аппарата 10.

(3) Поскольку полезная нагрузка ракеты 20 уменьшается, можно уменьшить размер ракеты 20, необходимой для той же миссии. В качестве альтернативы, можно выполнить большее количество миссий одной ракетой 20.

[0048]

В частности, само собой разумеется, что настоящее изобретение не ограничено вышеописанным вариантом осуществления, и различные модификации могут быть добавлены в диапазоне, не отступающем от сущности настоящего изобретения.

Список ссылочных позиций

[0049]

a точка

E Земля

1 спутник

1а двигательная установка спутника

1b устройство управления спутником

1A первый спутник

1B второй спутник

1С третий спутник

1D четвертый спутник

1E пятый спутник

2 круговая орбита

3 переходная орбита космического аппарата

5a, 5b, 5c, 5d, 5e переходная орбита

10 космический аппарат

12 устройство загрузки и вывода спутников

14 двигательная установка космического аппарата

15a топливный бак

15b газоинжекционное устройство

16 устройство управления космическим аппаратом

17 панель солнечной батареи

20 ракета

100 устройство формирования спутниковой группировки

1. Способ формирования спутниковой группировки путем вывода космического аппарата, на который загружено множество спутников, на круговую орбиту и для формирования спутниковой группировки, которая образована множеством спутников на круговой орбите, имеющий

(A) этап вывода спутника для вывода одного из спутников на круговую орбиту с космического аппарата на круговой орбите,

(B) этап ускорения космического аппарата для ускорения космического аппарата и перевода космического аппарата с круговой орбиты на переходную орбиту космического аппарата в той же орбитальной плоскости,

(C) этап обращения космического аппарата по орбите для побуждения космического аппарата обращаться по переходной орбите космического аппарата множество раз и

(D) этап замедления космического аппарата для замедления космического аппарата и перевода космического аппарата с переходной орбиты космического аппарата на круговую орбиту этапа (А) в той же орбитальной плоскости, при этом

вышеупомянутые этапы (A)-(D) повторяются по порядку.

2. Способ формирования спутниковой группировки по п. 1, в котором

в вышеупомянутом (C) количество раз, которое космический аппарат обращается по орбите, задается таким образом, чтобы периодическая разность между предыдущим спутником и следующим спутником достигала заданного времени.

3. Способ формирования спутниковой группировки по п. 1, в котором высота апогея переходной орбиты космического аппарата задается как 1,05-1,6 высоты круговой орбиты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) вблизи точек стояния на стационарной орбите. КА с самоколлокацией (КАСК) постоянно удерживают в заданной области удержания (ОУ) по долготе.

Группа изобретений относится к области межорбитального маневрирования и слежения за полётом спутников. Спутник осуществляет перелёт с начальной на конечную орбиту по переходной орбите (ПО).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н).

Изобретение относится к конструкции и оборудованию главным образом малоразмерных спутников, предназначенных для создания антенных систем. Бинарный космический аппарат (БКА) содержит два кубических корпуса с поворотными телескопическими штангами, на которых размещены мультивекторные матричные ракетные двигатели (ММРД) для развёртывания гибкой солнечной батареи, интегрированной с коллинеарной антенной, информационными и силовыми шинами, позиционной штрихкодовой лентой.

Группа изобретений относится к полётному тестированию бортового оборудования (4) спутника (6) посредством наземной станции (82), имеющей первый радиочастотный усилитель (86) и радиочастотную передающую антенну (88).

Группа изобретений относится к полётному тестированию бортового оборудования (4) спутника (6) посредством наземной станции (82), имеющей первый радиочастотный усилитель (86) и радиочастотную передающую антенну (88).

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к способу формирования спутниковой группировки. Способ формирования спутниковой группировки путем вывода космического аппарата, на который загружено множество спутников, на круговую орбиту и для формирования спутниковой группировки, которая образована множеством спутников на круговой орбите, имеет несколько этапов. Этап для вывода одного из спутников на круговую орбиту с космического аппарата на круговой орбите. Этап перевода КА на переходную орбиту в той же орбитальной плоскости. Этап обращения КА по переходной орбите. Этап перевода КА на круговую орбиту этапа. Этапы - повторяются по порядку. Достигается снижение стартовой массы КА. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх